제1부 비행체 기술 기반

1.18 전동 구동계: 모터·ESC·서보·전기기계식 작동기(EMA)

1.18.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자

1.17은 추진 체인을 상자 하나하나로 그렸다. 이 장은 그 가운데 전자 변속기(ESC)·인버터와 모터, 그리고 조종면을 움직이는 서보와 전기기계식 작동기(EMA)의 안으로 들어간다. 군용 드론이든 민간 UAS든 eVTOL이든 전기를 힘으로 바꾸는 장치는 같은 몇 개의 식으로 설명된다. 달라지는 것은 그 식에서 어느 항이 설계를 지배하느냐다.

배우는 것:

• 토크 상수와 역기전력 — $K_t$와 $K_v$가 하나의 양의 두 표기라는 것, 그리고 모터가 왜 토크–속도 직선을 그리는지.
• 프로펠러와 만나는 동작점 — 부하 곡선과 모터 직선의 교점으로 속도·전류·동력을 구하고, 배터리 전압이 변하면 동작점이 얼마나 움직이는지.
• 손실과 효율 지도 — 동손·철손·기계손이 효율을 어떻게 깎는지, 효율이 가장 높은 전류는 어디인지.
• ESC의 구조 — 6-step과 FOC의 차이, 스위칭 소자·데드타임·회생 제동, 지령 프로토콜(PWM·DShot·DroneCAN).
• 비출력의 현황 — 공개 주장치를 연속 정격과 순간 정격으로 구분하고, 1.17이 가정한 비출력과 견준다.
• 서보와 EMA — 사이징 계산, 다중화 구성, 고착과 자유 이동이라는 두 극단의 고장 모드.

선수 지식: 대학 초급 수준의 전기회로와 역학이면 된다. 프로펠러 부하는 1.3, 추진 체인의 전체 그림은 1.17, 호버 동력은 1.2를 본다. 배전은 1.19, 배터리는 1.21, 열관리는 1.25가 맡는다.

특히 중요한 독자: 엔지니어는 1.18.3~1.18.7의 식과 계산을 따라간다. 인증 담당자는 고장 모드(1.18.9.3·1.18.10)와 규격(1.18.13)을, 사업 담당자는 비출력의 정의 함정(1.18.8)과 희토류 자석 공급망(1.18.10)을 본다.

기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월 기준이며 집필에 사용한 지식은 2026년 중반까지다. 제품 제원은 제조사 발표이므로 (공개 주장치)다. 본문의 계산은 원리로 만든 교육용 모형이다. 12S 모터 예는 한 제조사의 공개 제원(무게·권선 저항·무부하 전류·최대 전류)에서 읽은 값을 사용한 가정이고, 프로펠러·손실 배분은 가정이다. 모든 숫자는 파이썬(math)으로 계산했다. 확인하지 못한 것은 (확인 필요)로 표시했다.

1.18.2 개념·직관 — 모터는 토크 장치다

전동 구동계는 인버터가 만든 교류 전력을 모터가 토크로 바꾸고, 그 토크가 프로펠러를 돌리는 한 벌이다. 아래 블록도가 전체를 보여 준다. 전력은 왼쪽 열을 따라 흐르고, 제어기는 지령을 받아 인버터에 게이트 신호를 주며, 검출한 상전류와 회전자 위치로 되먹임한다.

이 장을 관통하는 직관은 하나다. 모터의 크기를 정하는 것은 출력이 아니라 토크다. 같은 출력도 느리게 돌리면 토크가 커서 모터가 무겁고, 빠르게 돌리면 가볍다. 프로펠러는 느리게 돌아야 효율이 좋고 모터는 빨리 돌수록 가볍다. 이 어긋남이 감속기 논쟁의 뿌리다(1.18.7.3).

세 축에서 요구가 이렇게 다르다.

• 군용 드론은 저소음·저열 시그니처, 고온·진동·전자기 간섭 환경, 그리고 소모성 기체의 값싼 모터에서 대형 무인기의 안전 필수 작동기까지 폭이 넓다. 희토류 자석 공급망도 요구 사항이다.
• 민간 UAS는 표준화된 값싼 모터와 4-in-1 ESC를 사용한다. 효율·수명·정숙성이 경쟁 지표이고 인증 기준은 없다.
• AAM은 호버가 열 설계점이고 모터·인버터 하나의 고장이 사고로 이어지지 않아야 한다. 이중 권선·이중 인버터, 소프트웨어 보증(8.8), 추진 유닛 인증(20.5)이 설계를 정한다.

1.18.3 원리 I — 모터: 역기전력·토크 상수·토크–속도 직선

1.18.3.1 BLDC와 PMSM — 같은 몸, 다른 제어

드론과 eVTOL의 모터는 거의 모두 영구자석 동기 전동기다. 고정자에 3상 권선이 있고 회전자에 영구자석이 있다. 회전자 위치에 맞춰 권선 전류를 바꿔 주는 것은 브러시와 정류자가 아니라 인버터다. 그래서 브러시 없는 직류 전동기(BLDC)라 부른다.

BLDC와 PMSM은 몸이 아니라 구동 방식의 이름이다. 역기전력이 사다리꼴이 되도록 설계하고 한 번에 두 상만 통전해 6단계로 정류하면 BLDC(6-step)이고, 역기전력이 정현파에 가깝도록 설계하고 세 상에 정현파 전류를 흘리면 PMSM(FOC)이다. 한 모터를 어느 쪽으로도 구동할 수 있어서 시장에서는 둘을 섞어 부른다. 구동 방식의 차이는 1.18.6에서 다룬다.

1.18.3.2 토크 상수·속도 상수·역기전력

결론부터: 자석이 돌면 권선에 속도에 비례하는 전압(역기전력)이 생기고, 전류를 흘리면 전류에 비례하는 토크가 생긴다. 두 비례상수는 SI 단위에서 같은 수다. 에너지가 보존되기 때문이다.

$$e = K_e\,\omega, \qquad \tau = K_t\, I, \qquad e\,I = \tau\,\omega \;\Rightarrow\; K_e = K_t$$

제조사는 $K_t$ 대신 $K_v$(KV)를 적는다. 환산은 한 줄이다.

$$K_t = \frac{60}{2\pi K_v} \approx \frac{9.549}{K_v}\ \ [\mathrm{N\cdot m/A}]$$

읽는 법: KV가 낮은 모터는 권선이 많아 전류당 토크가 크고 느리게 돈다. 큰 프로펠러를 직접 돌리는 모터가 낮은 KV를 사용하는 이유다. KV가 높은 모터는 같은 전류로 토크가 작고 빠르게 돈다. 같은 전력이면 낮은 KV는 높은 전압·낮은 전류, 높은 KV는 낮은 전압·높은 전류로 사용한다.

1.18.3.3 전압 방정식과 토크–속도 직선

권선에는 저항 전압강하와 역기전력이 직렬로 걸린다. 인버터가 만드는 평균 전압을 $V$라 하면 다음과 같다.

$$V = R\,I + K_e\,\omega \;\;\Rightarrow\;\; \tau = \frac{K_t}{R}\left(V - K_e\,\omega\right)$$

이 식이 토크–속도 직선이다. 속도 0에서 정지 토크 $K_tV/R$, 토크 0에서 무부하 속도 $V/K_e$를 지나는 직선이고 기울기는 $-K_t^2/R$다. 전압을 바꾸면 직선이 평행 이동한다. 인버터의 전류 한계는 토크의 상한(수평선)이고, 전압 한계는 속도의 상한이다.

두 가지를 기억하면 된다. 첫째, 속도가 오를수록 역기전력이 커져 전류가 줄고 토크가 준다. 모터가 스스로 속도를 제한하는 되먹임이다. 둘째, 정지 토크는 사용할 수 없다. 12S 예(1.18.7.1)는 정지 토크가 24.9 N·m, 정지 전류가 261 A로 계산되지만 정격 전류는 29 A 안팎이다. 직선의 왼쪽 위 끝은 열이 허용하지 않는 영역이다.

1.18.4 원리 II — 프로펠러 부하와 동작점

프로펠러가 받는 공기 저항 토크는 속도의 제곱에 비례한다(1.3). $Q = C_Q\rho n^2 D^5$를 각속도로 나타내면 $Q = k\omega^2$이고, 동력은 $P = k\omega^3$이다. 모터는 이 부하와 토크가 같아지는 속도에서 돈다.

$$K_t I = k\,\omega^2 + Q_0(\omega), \qquad V = R I + K_e\omega$$

($Q_0$은 무부하 손실 토크, 작다.) 손실 토크를 무시하면 닫힌 해가 나온다. $a=K_tK_e/R$, $b=K_t/R$라 하면 다음과 같다.

$$k\,\omega^2 + a\,\omega - b\,V = 0 \;\;\Rightarrow\;\; \omega=\frac{-a+\sqrt{a^2+4kbV}}{2k}$$

결론: 전압이 오르면 속도는 완만하게, 전류와 동력은 가파르게 오른다. 프로펠러가 속도의 세제곱으로 동력을 먹기 때문이다. 아래 그림은 세 전압에서 직선이 평행 이동하며 같은 부하 곡선과 만나는 점을 보인다.

수치는 1.18.7.1에 있다. 동작점의 함의가 셋이다.

• 배터리 전압 강하가 곧 추력 감소다. 방전이 진행되거나 큰 전류에서 전압이 처지면(1.21) 속도가 줄어 추력이 떨어진다. 비행 제어기는 전압을 측정해 보상한다(2.2).
• 전류 한계는 만충 직후에 먼저 닿는다. 가장 높은 전압에서 전류가 가장 크다. ESC·모터의 정격은 만충 전압으로 정한다.
• 프로펠러가 모터의 일을 정한다. 같은 모터에 지름이 큰 프로펠러를 달면 $k$가 커져 같은 전압에서 전류가 급증한다. 모터와 프로펠러는 짝으로 고른다(1.3).

1.18.5 손실과 효율 — 동손·철손·기계손

모터가 받은 전력은 축 동력과 세 가지 손실로 나뉜다.

인버터의 PWM 전류 리플은 철손과 자석 와전류를 더 늘린다(추가 손실). 효율은 다음과 같다.

$$\eta=\frac{\tau\,\omega}{\tau\,\omega + (\tau/K_t)^2 R + P_0(\omega)}, \qquad P_0 = c_1\omega^{1.5}+c_2\,\omega$$

읽는 법: 토크가 작으면 분자가 작아 철손·마찰이 효율을 깎고, 토크가 크면 동손이 $\tau^2$로 커져 깎는다. 그 사이 어딘가에 효율이 가장 높은 점이 있다. 무부하 전류 $I_0$를 일정하다고 놓으면 $\eta=(1-I_0/I)(1-IR/V)$이고, 미분해 0으로 놓으면 다음이 나온다.

$$I_{opt}=\sqrt{\frac{I_0 V}{R}}, \qquad \eta_{max}=\left(1-\sqrt{\frac{I_0 R}{V}}\right)^2$$

12S 예($I_0=0.7$ A, $R=0.170\ \Omega$, $V=44.4$ V)는 $I_{opt}=13.5$ A, $\eta_{max}=0.899$다. 최대 전류 29.3 A의 절반 아래다. 그래서 호버처럼 정격에 가까운 토크로 오래 도는 일은 효율이 가장 높은 점에서 벗어난 동손 지배 영역이고, 순항은 최대 효율 근처다. 이 차이가 1.17이 말한 호버 열 설계점의 모터 쪽 모습이다(1.25). 아래는 속도–토크 평면의 효율 지도다.

같은 토크에서 속도가 오르면 출력이 늘어 동손이 차지하는 몫이 줄고 철손은 천천히 늘어, 효율이 높은 영역이 고속·중간 토크 쪽에 놓인다. 이 모형은 포화·온도 상승·인버터 손실을 넣지 않은 단순화이므로 정성적 지도다. 실제 효율 지도는 모터 시험(동력계)으로 측정한다.

1.18.6 ESC와 인버터 — 직류를 모터가 받는 3상으로

1.18.6.1 구조와 두 가지 제어

전자 변속기(ESC)는 3상 인버터다. 하프 브리지 세 개(스위치 여섯 개)가 직류 링크의 전압을 상 단자에 번갈아 연결해 평균 전압을 만든다. 게이트 구동 회로가 스위치를 켜고 끄며, 마이크로컨트롤러가 전류와 회전자 위치를 보고 듀티를 정한다. 소형 ESC는 이 전부가 손바닥 크기 기판에 있고, 대형 인버터는 별도 상자로 액냉이다.

FOC는 3상 전류를 회전자와 같이 도는 $d$–$q$ 좌표로 바꾸어(클라크·파크 변환) 직류처럼 제어한다. 자석 표면 부착형에서는 자속 방향 전류 $I_d=0$으로 두고 토크 방향 전류 $I_q$만 키우는 것이 기본이다. 더 높은 속도가 필요하면 $I_d<0$로 자속을 약하게 하는 약계자를 사용한다. 이 이득은 인버터 전압이 한계에 닿은 구간에서 속도를 더 얻는 대신 전류와 손실이 늘어나는 교환이다.

1.18.6.2 스위칭 소자·데드타임·회생·정속 제어

• 소자. 저전압(수십 V) ESC는 실리콘 MOSFET이 주력이고, 수백 V급은 IGBT에서 SiC MOSFET으로 옮겨 가는 추세다. SiC는 스위칭 손실이 작아 스위칭 주파수를 올릴 수 있다(1.18.7.2). 질화갈륨(GaN)은 저·중전압의 고주파 소형 인버터에서 사용된다.
• 데드타임. 한 레그의 위·아래 스위치가 동시에 켜지면 직류 링크가 단락(관통)된다. 그래서 둘 다 끄는 짧은 시간 $T_d$를 둔다. 그동안 전류가 다이오드로 흘러 출력 전압이 의도와 어긋나고, 평균 전압 오차는 $\Delta V\approx T_d f_{sw}V_{dc}$이다. 800 V·20 kHz에서 $T_d=1\ \mu$s이면 16 V(직류 링크의 2 %)다. 저속·저토크에서 전류 왜곡으로 나타나 FOC가 보상한다.
• 회생 제동. 프로펠러를 빨리 줄이면 모터가 발전기가 되어 에너지가 직류 링크로 돌아온다. 배터리가 받아들이지 못하면 링크 전압이 올라간다. 과전압 보호나 제동 저항이 필요하다. 호버 중 자세 제어는 이 현상을 매 순간 겪는다.
• 정속 제어(거버너). 회전수를 일정하게 유지하는 폐루프 모드다. 가변 피치 로터나 무인 헬리콥터의 로터 회전수 유지에 사용한다(1.8).

1.18.6.3 지령과 상태 프로토콜

DShot은 표준화 기구의 규격이 아니라 오픈소스 커뮤니티에서 퍼진 사실상의 규약이다. 프레임 구조와 판별은 공개 문서에 근거했고 세부는 구현마다 다를 수 있다(확인 필요). 상세 버스·프로토콜은 9.4, 오토파일럿 쪽 연결은 9.6이다.

1.18.7 수치 예시 — 12S 모터, 800 V 인버터, 감속기

1.18.7.1 12S 외전형 모터 한 대의 동작점

모터는 시판 12S급 외전형 한 종류(T-Motor U8 Lite KV100, 판매처가 옮긴 제조사 사양표 (공개 주장치))의 공개 제원에서 읽은 값을 사용한다(238 g, $K_v=100$ rpm/V, 선간 저항 0.170 Ω, 무부하 전류 0.7 A, 최대 전류 29.3 A·180 s, 최대 전력 1,406 W·180 s). 프로펠러는 지름 0.711 m, 공칭 전압에서 전류가 29.3 A에 닿도록 토크 상수 $k=1.59\times10^{-5}$ N·m/(rad/s)²로 맞춘 모형이다. 무부하 손실은 철손 70 %·마찰 30 %로 나눴다.

버스 전압 세 가지(셀당 3.2 V·3.7 V·4.2 V의 12S)에서 풀면 다음과 같다(파이썬으로 계산).

결론 1: 전압이 38.4에서 50.4 V로 31 % 오르는 동안 속도는 28 %, 전류는 61 %, 축 동력은 109 % 늘었다. 만충 직후의 전류가 정격 29.3 A를 25 % 넘는다. 모터·ESC의 열 정격을 만충 상태로 확인해야 하는 이유다. 결론 2: 동손이 87 W에서 228 W로 2.6배가 된다. 효율은 0.86 안팎으로 크게 변하지 않지만 열은 급증한다(1.25). 단순식의 최대 효율 0.899와 이 점의 0.86 사이가 속도 의존 손실과 높은 토크의 대가다.

1.18.7.2 800 V 인버터의 손실 — 스위칭 주파수의 교환

1.17의 호버 로터 한 개(모터 입력 21.05 kW, 직류 링크 800 V)를 SiC 인버터가 구동한다고 가정한다. 변조 지수 0.9, 역률 0.95로 상전류는 실효 25.1 A(피크 35.5 A)다. 도통 저항은 고온 25 mΩ, 스위칭 에너지는 800 V·100 A 기준 3 mJ(켜짐+꺼짐)을 선형 비례로 가정한다(교육용 가정이며 특정 소자의 값이 아니다).

읽기: 도통 손실은 전류가 정하므로 일정하고 스위칭 손실은 주파수에 비례한다. 반도체만 보면 99 % 위다. 그러나 이것은 하한이다. 게이트 구동 전원, 직류 링크 커패시터의 등가 직렬 저항, 전류 센서, 제어 전원, 필터가 빠졌다. 공개 자료의 인버터 효율은 99 % 안팎을 목표로 제시한다(GE Aerospace의 MW급 SiC 인버터 개발 목표는 최고 효율 99 %, 활성 부품 기준 19 kW/kg (공개 주장치, 목표)). 1.17이 가정한 0.975는 시스템 수준으로 보수적인 값이며 그 장의 결론(체인 효율 약 0.88)에 큰 영향은 없다. 인버터 효율을 0.985로 올리면 로터당 열이 약 0.2 kW 줄어든다(1.17의 단계별 손실 표 기준 산술).

스위칭 주파수는 전기 주파수의 10배 이상이어야 정현파를 만든다. 극쌍 7개 모터가 6,000 rpm이면 전기 주파수는 700 Hz이고, 7~14 kHz 이상이 필요하다. 극수가 많고 빠른 모터일수록 높은 스위칭 주파수가 필요해 SiC·GaN이 유리하다.

1.18.7.3 직접 구동 대 감속기 — 토크가 모터를 정한다

1.17의 호버 로터(출력 20 kW, 지름 2.2 m)를 깃끝 속도 200 m/s로 돌리면 약 1,736 rpm이고 축 토크는 110 N·m다. 모터 질량은 토크에 거의 비례한다. 공개 연속 토크 밀도의 한 예(Emrax 228급, 연속 130 N·m·12.9 kg ≈ 10 N·m/kg)를 가정하면 다음이 나온다.

결론: 같은 모터 기술도 로터를 직접 돌리면 비출력이 1.8 kW/kg까지 떨어진다. 감속기는 모터를 가볍게 하지만 감속기 자체의 무게·손실·고장이 따른다. 4:1에서 모터가 8.2 kg 가벼워지므로 감속기·윤활·추가 냉각이 8 kg보다 가벼워야 이득이다. 이 판단 기준은 1.18.11에서 사용한다. 광고에 적힌 kW/kg이 어느 속도의 값인지 반드시 확인해야 한다(1.18.8).

1.18.8 모터 형식과 비출력의 현황

1.18.8.1 형식 — 토크는 부피가 만든다

모터가 낼 수 있는 토크는 에어갭 면에서 회전자가 받는 접선력(전단 응력 $\sigma$)에 회전자 면적과 반지름을 곱한 것이다.

$$\tau=\frac{\pi}{2}\,D^2\,L\,\sigma$$

$D$는 에어갭 지름, $L$은 축 방향 길이다. 지름을 키울수록 제곱으로 토크가 늘고, 전단 응력은 냉각이 정한다. Emrax 228의 공개 제원(지름 228 mm, 길이 86 mm)에서 산술하면 순간 토크 220 N·m는 $\sigma\approx31$ kPa, 연속 토크 130 N·m는 약 18.5 kPa다. 공랭인지 액냉인지가 연속 정격을 결정한다.

1.18.8.2 공개 비출력 — 연속과 순간을 구분한다

아래는 공개 주장치와 그 산술이다. 비출력은 정의가 제각각이므로 연속·순간, 모터만인지 인버터·감속기 포함인지를 함께 읽는다.

읽기: 모터 단독의 연속 비출력은 대체로 4~6 kW/kg이고, 순간은 6~10 kW/kg, 순간·단기 시제는 훨씬 높다. 순간과 연속은 약 1.7배(Emrax 228)에서 약 2.9배(YASA 750R)까지 벌어진다. 통합 주장(H3X)은 인버터를 포함해 세는 방식이 다르다. 1.17의 가정(모터 3·5·8 kW/kg, 인버터 8·12·20 kW/kg)과 견주면: 모터 단독 연속 범위는 가정의 낮음~중간에 맞고, '높음 8 kW/kg'은 순간 정격이나 통합 주장에서만 나온다. 가정과 모순은 아니다. 다만 1.18.7.3처럼 프로펠러를 직접 돌리는 속도에서는 1.8 kW/kg까지 내려갈 수 있으므로 8을 연속 정격으로 사용하는 것은 낙관이다. 인버터 쪽은 공개 목표 19 kW/kg(활성 부품), 소형 학술 시제 33 kW/kg(냉각 제외, 효율 98 %)이 있어 1.17의 8·12·20과 같은 범위다(시판 항공용 인버터의 공개 비출력 데이터는 드물어 확인하지 못했다, 확인 필요).

1.18.9 서보와 전기기계식 작동기(EMA)

1.18.9.1 구성과 종류

서보는 모터·감속기·위치 센서·제어 회로를 한 몸에 넣은 작동기다. 소형 UAS의 조종면은 서보 한 개가 혼(연결 막대)으로 움직인다. 지령은 50 Hz 안팎의 펄스 폭이거나 디지털 버스다. 항공기급 EMA는 같은 구조를 다중화·고신뢰로 만든 것이다. 회전 운동을 직선으로 바꾸는 볼스크류(구슬이 구르며 나사 효율이 90 % 안팎)나 롤러스크류를 사용하고, 이중 권선 모터·이중 위치 센서·이중 제어기를 둔다. 유압 대신 전기를 쓰므로 유압 배관이 없는 대신 정지 토크·열·고착이 설계 쟁점이 된다.

1.18.9.2 사이징 예 — 조종면 한 개

조종면 힌지 모멘트 20 N·m, 혼 반경 25 mm, 볼스크류 리드 5 mm, 효율 0.9, 조종면 속도 60°/s를 가정한다(파이썬으로 계산).

결론: 기계 동력은 21 W뿐이어서 모터가 작다. 크기를 정하는 것은 돌풍에서의 최대 힘(정지 토크)과 속도(대역폭)이며, 평상시 전력은 작다. 대신 하중을 받은 채 위치를 유지하는 전류가 있어 열이 쌓일 수 있다. 조종면의 응답이 늦으면 제어 루프가 불안정해지므로 EMA의 대역폭은 비행 제어의 요구에서 온다(2.2).

1.18.9.3 다중화와 고장 모드 — 고착과 자유 이동

이중 채널은 능동–대기(한쪽이 구동하고 다른 쪽은 대기)와 능동–능동(양쪽이 함께 구동) 구조가 있다. 능동–능동은 두 채널이 서로 반대로 밀어 힘을 잃는(force fight) 문제를 조정해야 한다. 결합형·전환형 VTOL의 조종면이 천이 중에 고착되면 치명적이므로 다중화 수준이 인증 쟁점이다(1.12·2.3·2.5).

1.18.10 모터·ESC의 고장 모드와 군용 환경

군용 환경. 고온·저온·고도·염무·진동·충격 시험은 8.9, 전자기 방출·내성은 8.10이 다룬다. 인버터는 고속 스위칭으로 전도·방사 간섭을 내는 주요 방출원이다. 소음과 열 시그니처는 군용 전기 추진의 장점이지만(1.31), 모터 냉각 공기와 인버터 발열이 시그니처를 만든다. 영구자석의 희토류 공급망은 군용 무기체계의 공급 위험으로 다뤄진다. 중국은 2025년 4월 이후 일부 중희토류와 이를 사용한 자석에 수출 허가제를 도입했다(세부와 현재 상태는 확인 필요, 공급망은 21.4).

소형 대 대형. 소형(수 kW 이하)은 값싼 대량 부품, 공랭, 6-step이나 단순 FOC, 비인증이 일반적이다. 대형(수십~수백 kW)은 액냉, 이중 권선, FOC·SiC, 형식증명 대상이다. 같은 식이지만 다중화·시험·문서가 비용의 대부분이 된다.

1.18.11 설계 트레이드오프

세 가지 선택이 구동계를 결정한다.

① 직접 구동 대 감속기. 직접 구동은 부품이 적고 고장 모드가 줄고 정숙하다. 감속기는 모터를 가볍게 하나 질량·열·윤활·소음·고장이 붙는다. 1.18.7.3의 판단 기준(감속기가 모터 절감분보다 가벼운가)이 출발점이다. 직접 구동을 취하는 쪽: 소형 UAS 대부분과 일부 eVTOL(고장 모드 최소화). 감속기를 취하는 쪽: 큰 로터를 사용하는 헬리콥터형·고출력 전환형.

② 6-step 대 FOC. 6-step은 값싸고 단순하며 소형 소모성 기체의 지배적 방식이다. FOC는 정숙하고 효율이 높으며 정밀하다. 비용은 연산·소프트웨어 보증이다. FOC를 취하는 쪽: AAM·정밀 임무.

③ 연속 정격 대 열 정격. 호버 몇 분을 위해 모터를 연속 정격으로 키우면 순항에서 낭비다. 호버의 열 용량(1.25)으로 정격을 정하면 가볍지만 반복 호버 운용(촬영·정차)에는 위험하다.

견해: AAM과 대형 UAS의 호버용 모터는 연속 정격이 아니라 임무 프로파일의 열 정격으로 정하되, 비정상 시나리오(중단된 착륙·복행)의 호버 연장을 열 한계에 포함해 마진을 잡아야 한다고 본다. 근거는 둘이다. 첫째, 1.17.4의 계산에서 호버 열은 순항의 3~4배이고 연속 정격은 순항에서 사용되지 않는 질량이 된다. 둘째, 그러나 정상 호버 구간만 맞추면 복행·대기 때 모터 권선과 자석이 한계를 넘는다. 따라서 열 정격의 입력은 평균이 아니라 최악의 비정상 시나리오를 포함한 프로파일이어야 한다. 이는 설계 판단이며 인증 기준이 정해 주는 값이 아니다.

1.18.12 세 축 비교

1.18.13 관련 규격·프로토콜

판 기호를 확인하지 못한 것은 확인 필요로 두었다. 유료 표준의 본문은 옮기지 않고 구조와 요지만 적었다.

1.18.14 관련 규제·인증 요구와의 연결

• 전기 추진 유닛 인증 — 소형 UAS 모터에는 형식 인증이 없고, 대형 UAS·AAM에서는 ASTM F3338과 EASA SC E-19 같은 기준과 사안별 합의(특별조건·이슈페이퍼)가 사용된다(20.5·17.7·17.14).
• 소프트웨어·하드웨어 보증 — ESC 펌웨어는 안전 필수 소프트웨어다. 인증 단계에서 계획서와 증거가 요구된다(8.8·20.9).
• 부품 승인 — 모터·인버터를 부품 단위로 승인하는 길은 기술표준품·부품 제조 승인이다(20.4).
• 환경·전자기 적합성 — 고온·고도·진동 시험과 인버터의 방출·내성 시험(8.9·8.10).
• 정비와 고전압 — 고전압 모터·인버터의 정비 인원 자격(20.18).
• 군 — 군용 감항 인증과 MIL 규격 적합성(20.19·9.3).

1.18.15 함정과 한계

한계도 밝혀 둔다.

• 직류 등가 모형이다. 포화, 온도 변화, 약계자, 인버터 전압 한계의 비선형은 넣지 않았다. 효율 지도는 정성적이다.
• 12S 모터 예의 프로펠러는 맞춘 모형이고 제조사 시험 데이터가 아니다. 철손과 마찰의 70:30 배분도 가정이다.
• 인버터 손실은 교육용 가정(소자 값)이며 특정 제품의 손실이 아니다.
• 공개 비출력은 제조사·언론 인용이 섞여 있고 연속·순간 정의가 제각각이다. 직접 비교하려면 데이터시트의 정의를 확인해야 한다.
• 시판 항공용 인버터의 공개 비출력 데이터는 확인하지 못했다.

1.18.16 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. $K_v=100$ rpm/V의 모터의 토크 상수는 얼마이고, 그 모터가 전류 20 A를 낼 때 토크는 얼마인가?
2. 토크–속도 직선의 정지 토크와 무부하 속도, 기울기를 식으로 나타내고, 전압을 올리면 직선이 어떻게 변하는지 말하라.
3. 프로펠러 부하 $Q=k\omega^2$와 모터 직선의 교점에서 전압이 올랐을 때 속도·전류·동력이 각각 어떻게 변하는가? 12S 예의 숫자로 답하라.
4. 동손·철손·기계손의 속도·전류 의존성을 말하고, 최대 효율 전류 $I_{opt}=\sqrt{I_0V/R}$를 유도하라.
5. 6-step과 FOC의 차이를 소음·효율·연산 부담으로 설명하라. 데드타임이 왜 필요하고 어떤 오차를 만드는가?
6. 공개 비출력 표에서 "연속"과 "순간"의 차이와, 직접 구동에서 비출력이 1.8 kW/kg까지 내려가는 이유를 설명하라.
7. EMA의 두 극단 고장 모드(고착·자유 이동)를 비교하고 각각의 대응을 말하라.

연구 질문 — 이 장에서 파생되는 열린 주제(25.7에 모은다)

1. 호버용 모터의 열 정격 규칙 — 호버 구간의 열 용량으로 정격을 정할 때 비정상 시나리오를 어떻게 포함하는가? 공개 시험 데이터로 모터 열 시상수를 검증할 수 있는가?
2. 항공용 인버터의 공개 비출력과 효율 — 시판 인버터의 질량·효율을 냉각 포함 기준으로 비교할 수 있는 공개 데이터는 어느 범위까지 있는가?
3. EMA 고착의 확률 논증 — 볼스크류 고착을 허용 가능한 확률로 입증하는 방법은 무엇이고, 형식증명에서 어떤 증거가 인정되는가?
4. 희토류 자석 의존 저감 — 자석 없는 구조(유도기·릴럭턴스)나 희토류 저감 자석이 항공 전기 추진에서 비출력을 어디까지 따라가는가?

1차 출처(이 장)

• Krishnan, R., Permanent Magnet Synchronous and Brushless DC Motor Drives, CRC Press, 2010.
• Hanselman, D. C., Brushless Permanent Magnet Motor Design, 2nd ed., Magna Physics, 2003.
• Gieras, J. F., Permanent Magnet Motor Technology: Design and Applications, 3rd ed., CRC Press (연도 확인 필요).
• Mohan, N.; Undeland, T. M.; Robbins, W. P., Power Electronics: Converters, Applications, and Design, 3rd ed., Wiley, 2003.
• Moir, I.; Seabridge, A., Aircraft Systems: Mechanical, Electrical and Avionics Subsystems Integration, 3rd ed., Wiley, 2008.
• 제조사 자료: Emrax 228 데이터시트(v1.7)와 제품 페이지, Rotax는 1.20, YASA 보도 자료(2025-10-22), Safran ENGINeUS 제품 페이지, 12S 외전형 모터 제조사 사양표 (공개 주장치).
• EASA SC E-19 Issue 1(2021-04-07), ASTM F3338·F3239, RTCA DO-160G, MIL-STD-461G·810H·704F.
• DShot 프로토콜: Betaflight 공개 문서 (오픈소스 문서, 비공식).

계산은 fig-src/1.18-opoint.py·1.18-effmap.py의 모형과 파이썬 math로 했다(제품 시험 값이 아니다).

다음 장: 1.19에서는 이 구동계에 전력을 나르는 배전과 EWIS를 다룬다. 배전 구조의 비교, 보호와 프리차지, 고전압 안전과 아크, 고도에 따른 방전 개시 전압, 케이블의 허용 전류와 고도, 접지·본딩·낙뢰를 본다.